RU2196313C2 - Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength - Google Patents
Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength Download PDFInfo
- Publication number
- RU2196313C2 RU2196313C2 RU2001111237A RU2001111237A RU2196313C2 RU 2196313 C2 RU2196313 C2 RU 2196313C2 RU 2001111237 A RU2001111237 A RU 2001111237A RU 2001111237 A RU2001111237 A RU 2001111237A RU 2196313 C2 RU2196313 C2 RU 2196313C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sample
- tail rotor
- blades
- fatigue strength
- plane
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области испытаний конструкций и устройств и может быть использовано для динамических испытаний рулевых винтов вертолетов на резонансных стендах с возбуждением, например, от механических вибраторов. The invention relates to the field of testing structures and devices and can be used for dynamic testing of the tail rotors of helicopters on resonant stands with excitation, for example, from mechanical vibrators.
Известен способ динамических испытаний образцов лопастей несущего и рулевого винтов вертолета на усталостную прочность, заключающийся в закреплении образца лопасти и создании в нем постоянной нагрузки путем приложения продольной растягивающей силы заданной величины и переменных изгибающих моментов посредством возбуждения собственных изгибных колебаний, при этом испытания ведут до разрушения образца, а по полученным результатам оценивают усталостную прочность конструкции (кн. М.Л. Миль, А.В. Некрасов, А. С. Браверман, Л.Н. Гродко и М.А. Лейканд. Вертолеты. Расчет и проектирование. Книга 2. Колебания и динамическая прочность. Под ред. д-ра техн. наук М. Л. Миля. - М.: Машиностроение, 1967, стр.158). Данный способ принят за прототип. A known method of dynamic testing of samples of rotor blades of a rotor and tail rotor of a helicopter for fatigue strength, which consists in securing a sample of the blade and creating a constant load in it by applying a longitudinal tensile force of a given value and variable bending moments by exciting its own bending vibrations, while the tests lead to the destruction of the sample , and the fatigue strength of the structure is evaluated by the results obtained (Prince M.L. Mil, A.V. Nekrasov, A.S. Braverman, L.N. Grodko, and M.A. Nyukand, Helicopters, Calculation and Design,
Недостатком известного способа, принятого за прототип, является малое количество и сложность нагрузок, прикладываемых к образцу при его испытаниях. Это приводит к тому, что на каждый вид внешних переменных нагрузок, например переменный изгибающий момент, действующий в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось образца, переменный изгибающий момент в плоскости вращения необходимо испытывать на определенном числе образцов с последующим приведением их результатов к единой величине так называемого срока службы по условиям выносливости. Это приведение выполняют расчетным путем на основании материалов испытаний с привлечением рекомендованных гипотез-предположений о взаимном влиянии различных видов нагрузок, которые вносят в величину расчетного срока службы свои погрешности. The disadvantage of this method, adopted as a prototype, is the small number and complexity of the loads applied to the sample during its testing. This leads to the fact that for each type of external variable loads, for example, a variable bending moment acting in a plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the sample, the variable bending moment in the plane of rotation must be tested on a certain number of samples with subsequent reduction of their results to a single the size of the so-called durability according to endurance conditions. This reduction is performed by calculation on the basis of test materials with the use of recommended hypotheses-assumptions about the mutual influence of different types of loads, which introduce their own errors into the estimated service life.
Основной задачей, на решение которой направлен заявляемый способ динамических испытаний лопастей рулевого винта вертолета на усталостную прочность, является повышение сложности внешних нагрузок, прикладываемых к испытуемому образцу, и приближение их к условиям эксплуатации винта на вертолете, тем самым сократив количество образцов, подвергаемых испытаниям, и сроки их проведения. The main task to be solved by the claimed method of dynamic testing of helicopter tail rotor blades for fatigue strength is to increase the complexity of external loads applied to the test specimen and bring them closer to the operating conditions of the helicopter propeller, thereby reducing the number of samples subjected to testing, and dates of their holding.
Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного способа динамических испытаний образцов рулевого винта вертолета на усталостную прочность, является повышение достоверности результатов испытаний образца рулевого винта путем создания в нем внешних нагрузок, близких к условиям, которые испытывает рулевой винт при работе на вертолете. The technical result achieved by the implementation of the claimed method for dynamic testing of helicopter tail rotor samples for fatigue strength is to increase the reliability of the test results of the tail rotor sample by creating external loads in it that are close to the conditions experienced by the tail rotor when operating in a helicopter.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе динамических испытаний лопастей рулевого винта вертолета на усталостную прочность, заключающемся в закреплении образца лопасти и создании в нем постоянной нагрузки путем приложения продольной растягивающей силы заданной величины и переменных изгибающих моментов посредством возбуждения собственных изгибных колебаний, при этом испытания ведут до разрушения образца, а по полученным результатам оценивают усталостную прочность конструкции, согласно предложенному техническому решению испытанию подвергают образец рулевого винта, состоящего из двух лопастей, последние комлевой частью соединены стыковочным узлом, например ступицей рулевого винта, а продольную растягивающую силу прикладывают к концам обеих лопастей, при этом образец устанавливают с поворотом вокруг его продольной оси под углом, обеспечивающим требуемые величины переменных изгибающих моментов как в плоскости вращения, так и в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось рулевого винта при динамических испытаниях образца; что в образце создают дополнительные скручивающие моменты, для чего к стыковочному узлу на расстоянии от него закрепляют груз и посредством изменения массы груза и расстояния его от узла регулируют величину переменного скручивающего момента при динамических испытаниях образца; что в образце дополнительно создают постоянные изгибающие моменты в плоскости вращения и в плоскости, проходящей через вектор тяги и продольную ось винта, для чего продольную растягивающую силу прикладывают к закрепленным концам лопастей с эксцентриситетом относительно главных центральных осей их поперечных сечений, обеспечивающим заданные величины изгибных нагрузок. The specified technical result is achieved by the fact that in the known method of dynamic testing of the helicopter tail rotor blades for fatigue strength, which consists in securing the blade sample and creating a constant load in it by applying a longitudinal tensile force of a given value and variable bending moments by exciting its own bending vibrations, while tests are conducted until the sample is destroyed, and the fatigue strength of the structure is evaluated according to the results for a technical solution, a sample of a tail rotor consisting of two blades is tested, the last butt part being connected by a docking unit, for example, the tail rotor hub, and a longitudinal tensile force is applied to the ends of both blades, while the specimen is mounted with rotation around its longitudinal axis at an angle that provides required values of variable bending moments both in the plane of rotation and in the plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the tail rotor during dynamic tests WCA; that additional torsional moments are created in the sample, for which a load is fixed to the docking unit at a distance from it, and by varying the mass of the load and its distance from the node, the magnitude of the variable torsional moment is controlled during dynamic testing of the sample; that additional constant bending moments are created in the sample in the plane of rotation and in the plane passing through the thrust vector and the longitudinal axis of the screw, for which a longitudinal tensile force is applied to the fixed ends of the blades with an eccentricity relative to the main central axes of their cross sections, providing specified values of bending loads.
Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленного способа, отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности "новизна". The analysis of the prior art by the applicant made it possible to establish that there are no analogs characterized by sets of features identical to all the features of the claimed method. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability "novelty."
Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявляемого технического решения, показали, что оно не следует явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками из заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности "изобретательский уровень". The search results for known solutions in this technical field in order to identify features that match the distinctive features of the prototype of the proposed technical solution showed that it does not follow explicitly from the prior art. From the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed technical solution on the achievement of the specified technical result is not known. Therefore, the claimed technical solution meets the condition of patentability "inventive step".
На фиг. 1 схематически показан рулевой винт вертолета с векторами наиболее значимых компонентов внешних эксплуатационных нагрузок; на фиг.2 - схема приложения растягивающей силы к концу лопасти; на фиг.3 - схема динамических испытаний образцов рулевого винта предлагаемым способом. In FIG. 1 schematically shows a helicopter tail rotor with vectors of the most significant components of external operational loads; figure 2 - diagram of the application of tensile force to the end of the blade; figure 3 - diagram of the dynamic testing of samples of the tail rotor of the proposed method.
Способ динамических испытаний образца рулевого винта вертолета на усталостную прочность осуществляют следующим образом. Образец рулевого винта, состоящий из стыковочного узла 1 и двух лопастей 2, подвергают испытаниям на усталостную прочность под воздействием наиболее значимых компонентов внешних эксплуатационных нагрузок: центробежной силы скручивающего момента изгибающих моментов, действующих в плоскости вращения и в плоскости тяги (фиг.1). Растягивающую силу, равную прикладывают к концам лопастей с эксцентриситетами lx и lу относительно главных центральных осей ОХ и ОУ поперечного сечения лопасти (фиг.2). Образец рулевого винта поворачивают осями ОХ и ОУ поперечных сечений лопастей 2 относительно плоскости вращения на угол α. Величины эксцентриситетов lx и lу подбирают путем смещения точки приложения силы относительно продольной оси 3 (OZ) образца до получения постоянных составляющих изгибающих моментов требуемой величины (фиг. 3). Груз 4, массой m, закрепляют на стыковочном узле 1 с выносом на расстояние b. Затем на конце лопасти 2 вибратором создают знакопеременную силу тем самым вызывают в образце рулевого винта собственные свободные изгибные колебания (линии прогибов продольной оси 3 колеблющегося образца показаны пунктирными линиями), последние за счет поворота его на угол α путем разложения совершаются одновременно как в плоскости тяги, так и в плоскости вращения рулевого винта, а колеблющийся вместе со стыковочным узлом 1 груз 4 вызывает знакопеременную силу, которая на выносе b создает знакопеременный скручивающий момент воздействующий на образец рулевого винта. Испытания ведут до разрушения образца, а по полученному числу выполненных колебаний оценивают усталостную прочность конструкции.The method of dynamic testing of a sample of the tail rotor of a helicopter for fatigue strength is as follows. A sample of the tail rotor, consisting of a
Пример осуществления предложенного способа. An example implementation of the proposed method.
Рулевой винт, состоящий из ступицы 1 и двух лопастей 2, подвергали испытаниям на усталостную прочность по наиболее значимым компонентам внешних, эксплуатационных нагрузок. Для этого образец рулевого винта с помощью специальных захватов на концах лопастей 2 закрепили в узлах испытательного стенда и задали растягивающую силу Смещая захваты образца и связанные с ними главные центральные оси ОХ и ОУ относительно установочных узлов, определяющих положение растягивающей силы и развернув образец рулевого винта вокруг его продольной оси 3 на угол α=17o, получили требуемые величины постоянных изгибающих моментов . Груз 4 массой m= 0,25 кг закрепили на ступице 1 с выносом его центра масс на расстояние b= 190 мм, что соответствует его статическому массовому моменту Затем вибратором, встроенным в установочный узел стенда, в который закреплен конец лопасти 2, создали знакопеременную силу вызывающую свободные изгибно-крутильные колебания образца рулевого винта. Сочетание изгибных жесткостей образца, его масс с учетом массы груза 4, а также величина растягивающей силы получили частоту собственных колебаний, равную 16 герц. При создании амплитуды колебаний, равной 21 мм, получили переменные изгибающие моменты, приложенные к образцу в плоскости тяги и плоскости вращения винта, равные соответственно. Амплитуде собственных колебаний, равной 21 мм, при частоте 16 герц соответствует знакопеременное ускорение, воздействующее на массу груза 4, равное 210 м/с2. При таком ускорении статический массовый момент создает переменный скручивающий момент При указанных статических и динамических нагрузках, заданных образцу рулевого винта, были проведены испытания образца на усталостную прочность. Испытания вели до разрушения образца и по полученному числу выполненных колебаний оценили усталостную прочность конструкции рулевого винта.The tail rotor, consisting of a
Динамические испытания лопастей рулевого винта вертолета на усталостную прочность предложенным способом позволили значительно повысить достоверность и полноту результатов испытаний, сократить количество образцов и сроки испытаний в 2-3 раза. Dynamic tests of the helicopter tail rotor blades for fatigue strength by the proposed method allowed to significantly increase the reliability and completeness of the test results, reduce the number of samples and test time by 2-3 times.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001111237A RU2196313C2 (en) | 2001-04-12 | 2001-04-12 | Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001111237A RU2196313C2 (en) | 2001-04-12 | 2001-04-12 | Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2196313C2 true RU2196313C2 (en) | 2003-01-10 |
Family
ID=20248917
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001111237A RU2196313C2 (en) | 2001-04-12 | 2001-04-12 | Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2196313C2 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443994C1 (en) * | 2010-12-13 | 2012-02-27 | Олег Тихонович Сидоров | Fatigue strength test bench for members of structures |
US8505388B2 (en) | 2009-04-15 | 2013-08-13 | Rolls-Royce, Plc | Apparatus and method for simulating lifetime of and/or stress experienced by a rotor blade and rotor disc fixture |
CN103439131A (en) * | 2013-08-19 | 2013-12-11 | 北京航空航天大学 | Fatigue testing system for large-tonnage helicopter tail rotor servo actuator |
RU2767594C1 (en) * | 2021-04-30 | 2022-03-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method for fatigue testing of propeller blades and installation for its implementation |
-
2001
- 2001-04-12 RU RU2001111237A patent/RU2196313C2/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
МИЛЬ М.Л. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Кн.2. Колебания и динамическая прочность./Под ред. д-ра техн.наук М.Л.Миля. - М.: Машиностроение, 1967, с.158, * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8505388B2 (en) | 2009-04-15 | 2013-08-13 | Rolls-Royce, Plc | Apparatus and method for simulating lifetime of and/or stress experienced by a rotor blade and rotor disc fixture |
RU2443994C1 (en) * | 2010-12-13 | 2012-02-27 | Олег Тихонович Сидоров | Fatigue strength test bench for members of structures |
CN103439131A (en) * | 2013-08-19 | 2013-12-11 | 北京航空航天大学 | Fatigue testing system for large-tonnage helicopter tail rotor servo actuator |
CN103439131B (en) * | 2013-08-19 | 2015-08-26 | 北京航空航天大学 | A kind of large-tonnage helicopter tail rotor servo actuator fatigue test system |
RU2767594C1 (en) * | 2021-04-30 | 2022-03-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method for fatigue testing of propeller blades and installation for its implementation |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Endo et al. | Flexural vibration of a thin rotating ring | |
Beikmann et al. | Nonlinear coupled vibration response of serpentine belt drive systems | |
JPH0375538A (en) | Method of balancing rotor | |
Muszynska | Forward and backward precession of a vertical anisotropically supported rotor | |
RU2196313C2 (en) | Process of dynamic test of blades of tail rotor of helicopter for fatigue strength | |
CN110849568B (en) | Method for testing fatigue life of structure | |
RU2034257C1 (en) | Method of testing the helicopter rotor members and test stand for its realization | |
RU2767594C1 (en) | Method for fatigue testing of propeller blades and installation for its implementation | |
RU2052787C1 (en) | Bed for dynamic testing of beam-type constructions of propeller of flying vehicles | |
JP2000146772A (en) | Turbine vibration measuring device | |
JPS5919834A (en) | Torsion fatigue testing device | |
Gulyayev et al. | Analysis of precession vibrations of thin-wall elastic shells in compound rotation | |
US4350043A (en) | Airfoil vibration test apparatus | |
Ramberg et al. | Calculation of stresses and natural frequencies for a rotating propeller blade vibrating flexurally | |
SU1453238A1 (en) | Installation for fatigue tests of specimens in bending with twisting | |
RU41865U1 (en) | STAND FOR DYNAMIC DESIGN TESTING | |
SU1562752A1 (en) | Method of fatigue testing of samples in symmetric twisting | |
SU1758490A1 (en) | Method of determining material fatigue characteristic | |
Yatsun et al. | Experimental study into rotational-oscillatory vibrations of a vibration machine platform excited by the ball auto-balancer | |
RU2144657C1 (en) | Aerodynamic exciter of vibration of aircraft wing | |
SU1245934A1 (en) | Method and apparatus for fatigue testing of specimens | |
RU2065575C1 (en) | Process of adjustment of gyroscope tuned dynamically | |
US2102614A (en) | Method of producing and distinguishing frequency vibrations | |
SU1462140A2 (en) | Method of bed testing of rotors | |
Li et al. | Transverse vibration analysis of concentrated mass-loaded thin circular plate based on strcutural circumferential periodicity |